一種飛機機翼大變形試驗加載裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機強度試驗技術(shù)，涉及一種機翼大變形情況下的加載裝置。本發(fā)明飛機機翼大變形試驗加載裝置包括框架、作動筒、滾動輪、滾動輪支座、起始螺栓、鋼索、導(dǎo)向輪、可動承力梁。所述作動筒一端連接框架底部，一端連接可動承力梁。兩件滾動輪支座分別安裝在可動承力梁的兩端，并且滾動輪支座的凸臺分別伸入到所接近兩側(cè)框架的內(nèi)側(cè)面滑槽內(nèi)。所述可動承力梁上安裝有四件導(dǎo)向輪和一件起始螺栓，框架頂部安裝有兩件導(dǎo)向輪；鋼索一端的耳環(huán)連接在起始螺栓上后，鋼索的另一端依次環(huán)繞各導(dǎo)向輪后從框架頂部的穿出。本發(fā)明加載裝置為整體框架結(jié)構(gòu)，試驗安裝方便安全，控制精度高，加載時，可動承力梁移動靈活，加載協(xié)調(diào)，滿足機翼大變形加載要求。
【專利說明】一種飛機機翼大變形試驗加載裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機強度試驗技術(shù)，涉及一種滿足機翼大變形的加載裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機結(jié)構(gòu)強度試驗時，機翼通常生產(chǎn)向上變形，當(dāng)翼尖變形超過2500毫米時，現(xiàn)有加載裝置無法滿足加載要求。一方面，現(xiàn)有作動筒最大行程為2500毫米，另一方面，到目前為止，機翼翼尖最大變形還沒有超過5000毫米時，因而從試驗角度講，翼尖發(fā)生2500毫米至5000毫米變形稱為大變形。
[0003]大變形情況下機翼載荷施加技術(shù)是飛機結(jié)構(gòu)強度試驗的難點，現(xiàn)階段，還沒有理想的加載裝置能簡便施加該情況下的機翼載荷。目前采用最多(最有效)的加載方式是雙作動筒串聯(lián)的方式，如圖1所示；試驗加載時，作動筒二先收縮，待作動筒二收縮完成后，作動筒一再收縮，用兩個作動筒的行程來滿足的機翼的大變形。這種加載方式，兩作動筒通過軟式串聯(lián)連接，重量較大，起吊安裝較為困難，且不易換裝；另一方面，這兩個加載作動筒是用一個控制模塊通過載荷控制的，兩作動筒行程轉(zhuǎn)換時刻，產(chǎn)生較大沖擊載荷，極易導(dǎo)致試驗保護而終止、存在試驗風(fēng)險、控制較為困難、控制精度較低；第三，通常情況下，機翼距地面為4500毫米左右，雙作動筒串聯(lián)后其長度過長，無法在機翼下翼面安裝，因而只能通過轉(zhuǎn)向滑輪將其改為向上加載，有時，個別向上加載點也因安裝空間有限而需要通過轉(zhuǎn)向滑輪改為向下加載，其安裝強度相當(dāng)大。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是:提供了一種便于換裝、控制精度高能夠滿足飛機機翼大變形情況下的試驗加載裝置，為飛機強度試驗提供有效支持。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種飛機機翼大變形試驗加載裝置，其包括框架1、作動筒
2、滾動輪3、滾動輪支座4、起始螺栓5、鋼索6、導(dǎo)向輪7、可動承力梁8 ;其中，作動筒2 —端連接框架I底部，一端連接可動承力梁8 ;兩件滾動輪支座4分別安裝在可動承力梁8的兩端，并且每件滾動輪支座4的凸臺分別伸入到所接近兩側(cè)框架I的內(nèi)側(cè)面滑槽內(nèi)，且滾動輪支座4各安裝四件可貼在框架上滾動的滾動輪3 ;所述可動承力梁8上安裝有四件導(dǎo)向輪7和一件起始螺栓5，框架I頂部安裝有兩件導(dǎo)向輪7 ;鋼索6 —端的耳環(huán)連接在起始螺栓5上后，鋼索6的另一端依次環(huán)繞各個導(dǎo)向輪7后從框架I頂部的穿出。
[0006]鋼索從起始螺栓出來后，先環(huán)繞框架頂部的一個導(dǎo)向輪，然后順次繞過可動承力梁8 一組間距較大的導(dǎo)向輪，再環(huán)繞框架頂部另一個導(dǎo)向輪后，順次繞過可動承力梁8另外一組間距較小的導(dǎo)向輪后再從框架I頂部穿出。
[0007]可動承力梁8間距較大的一組導(dǎo)向輪位于間距較小一組導(dǎo)向輪的下方。
[0008]所述滾動輪支座4的凸臺伸入到框架I內(nèi)的伸入長度至少為50毫米，伸入后，凸臺與框架滑槽內(nèi)壁的配合間隙在5到10毫米之間。
[0009]所述滾動輪支座4上安裝的滾動輪3與框架I的側(cè)邊間隙在I到3毫米之間。[0010]作動筒2頂部通過加載單耳與可動承力梁8螺栓連接。
[0011]作動筒2底部與框架地步之間通過單雙耳連接。
[0012]翼尖發(fā)生2500毫米至5000毫米變形時，由于該加載裝置幾何尺寸較小，即可安裝于機翼上翼面，通過作動筒2的收縮，施加向上載荷；又可安裝于機翼向下翼面，通過作動筒2的收縮，施加向下載荷。
[0013]本發(fā)明的有益效果是:本發(fā)明飛機機翼大變形試驗加載裝置為整體框架結(jié)構(gòu)，因而試驗安裝方便安全，另一方面，該裝置主要構(gòu)件為焊接件，方便加工和裝配。該裝置控制模塊僅控制一個作動筒，不產(chǎn)生沖擊載荷，便于試驗控制，控制精度高，消除安全隱患。該裝置加載時，可動承力梁移動靈活，加載協(xié)調(diào)，滿足機翼大變形加載要求。該裝置即可用于機翼向上加載，又可用于機翼向下加載，且無需導(dǎo)向安裝，大大減少安裝工作量，而且方便試驗換裝。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0014]圖1為機翼大變形現(xiàn)有加載裝置；
[0015]圖2為本發(fā)明飛機機翼大變形試驗加載裝置結(jié)構(gòu)圖；
[0016]圖3為框架結(jié)構(gòu)示意圖；
[0017]圖4為作動筒示意圖；
[0018]圖5為可動承力梁結(jié)構(gòu)示意圖；
[0019]圖6為滾動輪支座示意圖；
[0020]圖7為滾動輪結(jié)構(gòu)示意圖；
[0021]圖8為導(dǎo)向輪示意圖；
[0022]圖9為本發(fā)明的加載裝置在機翼上、下翼面的安裝示意圖；
[0023]其中:1_框架、2-作動筒、3-滾動輪、4-滾動輪支座、5-起始螺栓、6-鋼索、7-導(dǎo)向輪、8-可動承力梁、9-耳片、10-堵板。
【具體實施方式】
[0024]下面進一步的詳細(xì)說明本發(fā)明【具體實施方式】。
[0025]請參閱圖2，本發(fā)明飛機機翼大變形試驗加載裝置包括框架1、作動筒2、滾動輪3、滾動輪支座4、起始螺栓5、鋼索6、導(dǎo)向輪7、可動承力梁8。
[0026]其中，所述框架為矩形構(gòu)件，用槽鋼焊接而成，如圖3所示；框架底部雙耳用于安裝作動筒，底部的間隙可通過地角螺栓將框架安裝于地面或承力頂棚；滾動輪支座的耳片伸入到框架兩邊的間隙內(nèi)；框架頂部通過螺栓安裝兩個導(dǎo)向輪，為環(huán)繞和穿出鋼索，在框架頂部加工有方孔和圓孔。
[0027]作動筒，如圖4所示，其頂部單耳接頭加工有兩個螺栓孔，用兩個螺栓與可動承力梁連接。
[0028]可動承力梁用槽鋼焊接而成，如圖5所示；可動承力梁腹板上除加工有安裝有導(dǎo)向輪和起始螺栓的五個通孔外，還加工有用于連接作動筒單耳的兩個通孔；可動承力梁兩側(cè)的堵板上加工有四個通孔，用于安裝滾動輪支座。
[0029]滾動輪支座用普通鋼板焊接而成，如圖6所示；通過堵板上加工的四個通孔，滾動輪支座安裝在可動承力梁的側(cè)面，安裝完成后，滾動輪支座耳片端(即凸臺)伸入框架側(cè)面50毫米，以保證足夠的支撐力。
[0030]滾動輪用45鋼加工而成，如圖7所示，通過耳片上加工的兩個通孔四個滾動輪分別安裝在耳片的上下端面，安裝完成后，滾動輪與框架側(cè)邊間隙I毫米，從而在限位的同時，具有很好的滾動靈活性。
[0031]鋼索為通用鋼索，鋼索一端的耳環(huán)連接在起始螺栓上，鋼索另一端依次環(huán)繞各個導(dǎo)向輪后從框架頂部的圓孔中穿出。
[0032]導(dǎo)向輪用45鋼加工而成，如圖8所示，分別安裝在可動承力梁和框架上，其中，框架上的導(dǎo)向輪為一組兩個，可動承力梁上的導(dǎo)向輪為兩組共四個，其中，一組間距較小的兩個導(dǎo)向輪位于另一組間距較大的兩個導(dǎo)向輪的上方，上述六個導(dǎo)向輪均用于鋼索導(dǎo)向。
[0033]所述起始螺栓為通用螺栓，鋼索一端的耳環(huán)連接在起始螺栓的光桿位置。
[0034]本發(fā)明加載裝置裝配過程如下:先將作動筒2底部的單耳接頭安裝在框架I底部的雙耳接頭上；然后將可動承力梁8安裝在作動筒2頂部的加載單耳上；再將兩件滾動輪支座4分別安裝在可動承力梁8的兩端，并且兩件滾動輪支座4的凸臺分別伸入到框架I兩側(cè)的間隙內(nèi)；在兩件滾動輪支座4的上下安裝八件滾動輪3 ;再在可動承力梁8上安裝四件導(dǎo)向輪7和一件起始螺栓5，在框架I頂部安裝兩件導(dǎo)向輪7，鋼索6 —端的耳環(huán)連接在起始螺栓5光桿位置后，鋼索6的另一端依次環(huán)繞各個導(dǎo)向輪7后從框架I頂部的圓孔中穿出。
[0035]通常情況下，機翼距地面為4500毫米左右，在機翼大變形的情況下，雙作動筒串聯(lián)后其長度過長，無法在機翼下翼面安裝，應(yīng)用本發(fā)明加載裝置，其幾何尺寸較小，可以安裝在機翼下翼面。本發(fā)明加載裝置也可以安裝在機翼上翼面，避免沖擊載荷的產(chǎn)生，降級了試驗控制的難度。如圖9所示，其給出了本發(fā)明加載裝置在機翼上、下翼面的安裝加載的情況。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于:包括框架(1)、作動筒(2)、滾動輪(3)、滾動輪支座(4)、起始螺栓(5)、鋼索(6)、導(dǎo)向輪(7)、可動承力梁⑶；其中，作動筒(2)一端連接框架(1)底部，一端連接可動承力梁(8);兩件滾動輪支座(4)分別安裝在可動承力梁(8)的兩端，并且每件滾動輪支座(4)的凸臺分別伸入到所接近兩側(cè)框架(1)的內(nèi)側(cè)面滑槽內(nèi)，且滾動輪支座(4)各安裝四件可貼在框架上滾動的滾動輪(3);所述可動承力梁(8)上安裝有四件導(dǎo)向輪(7)和一件起始螺栓(5)，框架(1)頂部安裝有兩件導(dǎo)向輪(7);鋼索(6) —端的耳環(huán)連接在起始螺栓(5)上后，鋼索(6)的另一端依次環(huán)繞各個導(dǎo)向輪(7)后從框架(1)頂部的穿出。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于:鋼索從起始螺栓出來后，先環(huán)繞框架頂部的一個導(dǎo)向輪，然后順次繞過可動承力梁(8) —組間距較大的導(dǎo)向輪，再環(huán)繞框架頂部另一個導(dǎo)向輪后，順次繞過可動承力梁(8)另外一組間距較小的導(dǎo)向輪后再從框架(1)頂部穿出。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于:可動承力梁(8)間距較大的一組導(dǎo)向輪位于間距較小一組導(dǎo)向輪的下方。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于:所述滾動輪支座(4)的凸臺伸入到框架(1)內(nèi)的伸入長度至少為50毫米，伸入后，凸臺與框架滑槽內(nèi)壁的配合間隙在5到10毫米之間。
5.根據(jù)權(quán)利要 求4所述的飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于:所述滾動輪支座⑷上安裝的滾動輪⑶與框架⑴的側(cè)邊間隙在I到3毫米之間。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5任一項所述的飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于:作動筒(2)頂部通過加載單耳與可動承力梁(8)螺栓連接。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于:作動筒(2)底部與框架地步之間通過單雙耳連接。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至5任一項所述的飛機機翼大變形試驗加載裝置，其特征在于，翼尖發(fā)生2500毫米至5000毫米變形時，該加載裝置安裝于機翼上翼面，通過作動筒(2)的收縮，施加向上載荷； 或安裝于機翼向下翼面，通過作動筒(2)的收縮，施加向下載荷。
【文檔編號】G01M99/00GK104034549SQ201410285955
【公開日】2014年9月10日 申請日期:2014年6月24日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月24日
【發(fā)明者】臧偉鋒, 張海英, 許飛 申請人:中國飛機強度研究所